DE102011106959A1 - Aircraft gas turbine with variable bypass nozzle - Google Patents

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Predrag Todorovic
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Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf eine Fluggasturbine mit einem Kerntriebwerk 10, welches von einem Nebenstromkanal 29 umgeben ist, welcher radial außen durch eine Nebenstromwandung 30 umschlossen ist, wobei eine radial innere Wandung 31 des Nebenstromkanals 29 mit der radial äußeren Nebenstromwandung 30 eine Nebenstromdüse 32 bildet, wobei die radial innere Wand 31 ein sich um den Umfang der inneren Wandung 31 erstreckendes Verstellelement 33 umfasst, welches radial nach außen verformbar ist.The invention relates to an aircraft gas turbine with a core engine 10, which is surrounded by a bypass duct 29, which is enclosed radially on the outside by a Nebenstromwandung 30, wherein a radially inner wall 31 of the bypass duct 29 with the radially outer Nebenstromwandung 30 forms a Nebenstromdüse 32, wherein the radially inner wall 31 comprises an adjusting element 33 which extends around the circumference of the inner wall 31 and which is deformable radially outward.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Fluggasturbine mit einem Kerntriebwerk, welches von einem Nebenstromkanal umströmt wird.The invention relates to an aircraft gas turbine with a core engine, which is flowed around by a bypass duct.

Aus dem Stand der Technik ist es bekannt, einen Nebenstromkanal so auszubilden und zu dimensionieren, dass er am Ausströmbereich eine Düse bildet, um den zusätzlichen Schub des Nebenstromkanals effektiv nutzen zu können.It is known from the prior art to design and dimension a bypass duct in such a way that it forms a nozzle at the outflow area in order to be able to use the additional thrust of the bypass duct effectively.

Bei der Entwicklung von modernen Fluggasturbinen-Triebwerke mit einem Fan, welcher über ein Getriebe angetrieben wird, ergibt sich die Notwendigkeit, die Nebenstromdüse variabel auszubilden, um das Wirkprinzip eines mit einem Getriebe versehenen Fans effektiv nutzen zu können. Die aus dem Stand der Technik bekannten Systeme sind meistens an der Abströmkante der Triebwerksverkleidung (nacelle) angeordnet. Dabei sind segmentierte Teile der Abströmkante (trailing edge) bekannt, welche sich durch Betätigungsvorrichtungen radial nach außen oder nach innen bewegen. Bei einer anderen Lösung bewegt sich die gesamte Abströmkante, welche als separater Ring ausgebildet ist, in Axialrichtung. Weiterhin sind Lösungen bekannt, bei welchen die innere Triebwerksstruktur, welche das Kerntriebwerk umgibt, veränderbar ausgebildet ist, beispielsweise durch bewegbare Segmente oder durch axial bewegbare Ausströmteile.In the development of modern aircraft gas turbine engines with a fan, which is driven by a gear, there is the need to make the Nebenstromdüse variable to effectively use the operating principle of a geared fan can. The systems known from the prior art are usually arranged at the trailing edge of the engine cowling (nacelle). In this case, segmented parts of the trailing edge are known, which move radially outwards or inwards by actuating devices. In another solution, the entire trailing edge, which is formed as a separate ring, moves in the axial direction. Furthermore, solutions are known in which the inner engine structure, which surrounds the core engine, is changeable, for example, by movable segments or by axially movable Ausströmteile.

Zum Stand der Technik ist beispielsweise auf die US 2008/0166227 A1 zu verweisen.The state of the art, for example, on the US 2008/0166227 A1 to refer.

Insgesamt ergibt sich bei den aus dem Stand der Technik bekannten Lösungen der Nachteil, dass eine große Anzahl von Bauelementen erforderlich sind, dass die Betätigung komplex und aufwendig ist und dass die geringe Dicke der Abströmkante des Nebenstromgehäuses axial längere und schwerere Systeme erfordert. Weiterhin ergeben sich Probleme hinsichtlich der auftretenden Spalten, welche die Durchströmung des Nebenstromkanals stören sowie hinsichtlich der Alterung von nicht-metallischen Materialien, welche für die Nebenstromdüsenverstellungen verwendet werden. Zusätzlich führen starke dreidimensionale Strömungseffekte im Nebenstromkanal zu Strömungsverlusten. Auch eine Reduzierung der zur Schalldämpfung zur Verfügung stehenden Fläche bringt Nachteile.Overall, in the known from the prior art solutions has the disadvantage that a large number of components are required that the operation is complex and expensive and that the small thickness of the trailing edge of the bypass housing requires axially longer and heavier systems. Furthermore, problems arise with regard to the gaps which occur, which disturb the flow through the bypass channel and with respect to the aging of non-metallic materials which are used for the bypass flow nozzle adjustments. In addition, strong three-dimensional flow effects in the bypass duct lead to flow losses. A reduction of the available area for noise reduction brings disadvantages.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Fluggasturbine mit einer variablen Nebenstromdüse zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit die Nachteile des Standes der Technik vermeidet und einen hohen Wirkungsgrad aufweist.The invention has for its object to provide an aircraft gas turbine with a variable Nebenstromdüse, which avoids the disadvantages of the prior art with a simple structure and simple, cost-effective manufacturability and has a high efficiency.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.

Erfindungsgemäß ist somit eine Fluggasturbine mit einem Kerntriebwerk geschaffen, welches von einem Nebenstromkanal umgeben ist. Der Nebenstromkanal wird radial außerhalb durch eine Nebenstromwandung umschlossen, und eine radial innere Wandung der Nebenstromwandung (nacelle) bildet mit einer radial äußeren Wandung der Verkleidung des Kerntriebwerks eine Nebenstromdüse (Fan-Düse). Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass die radial innere Wandung des Nebenstromkanals, welche Teil einer Verkleidung des Kerntriebwerks ist oder diese umfasst, ein sich in Umfangsrichtung der Innenwandung erstreckendes Verstellelement umfasst, welches radial nach außen und somit in den Nebenstromkanal verformbar ist.According to the invention, an aircraft gas turbine with a core engine is thus created, which is surrounded by a bypass duct. The bypass duct is enclosed radially outwardly by a bypass wall, and a radially inner wall of the bypass wall (nacelle) forms a bypass nozzle (fan nozzle) with a radially outer wall of the core engine cowling. According to the invention, it is provided that the radially inner wall of the bypass duct, which is part of or comprises a lining of the core engine, comprises an adjusting element extending in the circumferential direction of the inner wall, which is deformable radially outwards and thus into the bypass duct.

Erfindungsgemäß ist somit eine Lösung geschaffen, bei welcher die Nebenstromwandung, die Abströmkante der Nebenstromwandung und die gesamte Triebwerksverkleidung (nacelle) nicht verstellbar ausgebildet sein müssen. Vielmehr ist das Verstellelement radial innenliegend in dem Nebenstromkanal angeordnet und kann somit einen geringeren Durchmesser aufweisen als die aus dem Stand der Technik bekannten Verstellmechanismen an der Abströmkante der Nebenstromverkleidung.According to the invention, a solution is thus created in which the secondary wall, the outflow edge of the secondary wall and the entire engine cowling (nacelle) need not be adjustable. Rather, the adjusting element is arranged radially inwardly in the bypass duct and can thus have a smaller diameter than the adjusting mechanisms known from the prior art at the trailing edge of the bypass panel.

Erfindungsgemäß wird somit eine Lösung geschaffen, bei welcher eine verformbare oder biegbare Ausgestaltung des Verstellelements vorgesehen ist, welches an der Innenwandung des Nebenstromkanals angeordnet ist. Das erfindungsgemäße Verstellelement kann somit an der inneren Struktur der Verkleidung des Kerntriebwerks (inner fixed structure) angeordnet und von dort aus betätigt werden. Das erfindungsgemäße Verstellelement befindet sich somit am inneren Annulusbereich des Nebenstromkanals. Hierdurch ist es auf einfache und leicht überwachbare Art möglich, einen Teil der inneren Wandung des Nebenstromkanals zu verstellen, um auf diese Weise eine variable Nebenstromdüse zu schaffen.The invention thus provides a solution in which a deformable or bendable embodiment of the adjusting element is provided, which is arranged on the inner wall of the bypass channel. The adjusting element according to the invention can thus be arranged on the inner structure of the lining of the core engine (inner fixed structure) and operated from there. The adjusting element according to the invention is thus located at the inner annulus area of the bypass channel. This makes it possible in a simple and easily monitorable way to adjust a part of the inner wall of the bypass channel to create in this way a variable Nebenstromdüse.

Erfindungsgemäß ist das Verstellelement elastisch ausgebildet, bevorzugterweise als separates, ringförmiges Bauelement. Es bildet somit ein dünnwandiges, im Wesentlichen zylindrisches Bauelement, welches aus Metall gefertigt werden und in einfacher Weise gewölbt werden kann. Diese zusätzliche Verstellung oder Wölbung kann erfindungsgemäß ohne großen Energieaufwand und in sehr leicht kontrollierter Weise erfolgen.According to the invention the adjusting element is elastic, preferably as a separate, annular component. It thus forms a thin-walled, substantially cylindrical component, which are made of metal and can be curved in a simple manner. This additional adjustment or curvature can be done according to the invention without much energy and in a very easily controlled manner.

Bevorzugterweise ist das Verstellelement an seinem stromauf angeordneten Bereich in Axialrichtung verschiebbar. Dabei ist es insbesondere günstig, wenn an dem stromauf angeordneten Endbereich des Verstellelements ein starres Ringelement vorgesehen ist, welches mit einer Betätigungsvorrichtung gekoppelt und in Axialrichtung verschiebbar ist. Durch eine axiale Verschiebung in Richtung auf den Ausströmbereich der Gasturbine ergibt sich somit ein Aufwölben des Verstellelements. Hierdurch wird der Querschnitt der Nebenstromdüse variabel angepasst. Da das Aufwölben in einer vorbestimmbaren Oberflächenkontur erfolgt, ergibt sich ein optimierter Strömungsverlauf in dem Nebenstromkanal, welcher nicht durch Betätigungselemente, Anbauelemente oder Ähnliches gestört ist.Preferably, the adjusting element is displaceable in the axial direction at its upstream region. It is in particular favorable if a rigid ring element is provided at the upstream end region of the adjusting element, which is coupled to an actuating device and displaceable in the axial direction. An axial displacement in the direction of the outflow region of the gas turbine thus results in a bulging of the adjustment element. As a result, the cross section of the bypass nozzle is variably adjusted. Since the bulging occurs in a predeterminable surface contour, there results an optimized flow course in the bypass duct, which is not disturbed by actuators, attachments or the like.

In besonders günstiger Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Verstellelement an seinem stromauf angeordneten Bereich mit zumindest einer Lufteinlassöffnung versehen ist, durch welche Luft aus dem Nebenstromkanal in einen innenliegenden Ringraum des Verstellelements einleitbar ist. Hierdurch ergibt sich ein Balloneffekt, da diese einströmende Luft zu einem zusätzlichen ”Aufblasen” des Verstellelements führt. Es ist somit ein geringerer Energieaufwand für die Betätigungsvorrichtung erforderlich, so dass diese klein dimensioniert ausgebildet werden kann. Weiterhin werden die auftretenden Belastungen gut und gleichmäßig auf die Struktur verteilt, wobei einzelne lokale Belastungen vermieden werden.In a particularly favorable embodiment of the invention it is provided that the adjusting element is provided at its upstream region with at least one air inlet opening through which air from the bypass duct in an inner annular space of the adjusting element can be introduced. This results in a balloon effect, since this incoming air leads to an additional "inflation" of the adjustment. It is thus a lesser amount of energy required for the actuator, so that it can be designed small-sized. Furthermore, the occurring loads are well and evenly distributed to the structure, with individual local loads are avoided.

In einer besonders günstigen Ausgestaltung der Erfindung ist weiterhin vorgesehen, dass das Verstellelement mit einem Schalldämpfungselement oder einer Schalldämpfungsoberfläche versehen ist, so dass sich eine zusätzliche Schalldämpfung ergeben kann und/oder, so dass die vorhandenen Schalldämpfungsmaßnahmen nicht durch die erfindungsgemäße Nebenstromdüse beeinträchtigt werden. Es ergibt sich hierdurch eine weitere Geräuschreduzierung, insbesondere wegen der elastischen Verformung des Bauelements.In a particularly favorable embodiment of the invention, it is further provided that the adjusting element is provided with a sound-damping element or a sound-damping surface, so that an additional sound attenuation can result and / or, so that the existing sound-damping measures are not affected by the Nebenstromdüse invention. This results in a further noise reduction, in particular because of the elastic deformation of the device.

Weiterhin ist es besonders günstig, wenn die Luft aus dem Innenraum des Verstellelements als Kühlluft abgeführt werden kann, beispielsweise zur Kühlung des Turbinengehäuses der Fluggasturbine oder zur Steuerung des Schaufelspitzenspalts der Turbine. Hierdurch ist die gesamte Konstruktion radial näher an dem Turbinengehäuse angeordnet und braucht keine langen Einlaßkanäle.Furthermore, it is particularly favorable if the air can be removed from the interior of the adjusting element as cooling air, for example for cooling the turbine housing of the aircraft gas turbine or for controlling the blade tip gap of the turbine. As a result, the entire structure is arranged radially closer to the turbine housing and does not need long inlet ducts.

Das erfindungsgemäße Verstellelement ist bevorzugterweise an seinem stromab angeordneten Bereich über eine elastische Flanschkonstruktion mit der Tragkonstruktion der Kerntriebwerksverkleidung oder dem Kerntriebwerksgehäuse verbunden. Dies kann durch eine Schraubverbindung realisiert sein. Der stromauf angeordnete Bereich, insbesondere das starre Ringelement, sind bevorzugterweise beispielsweise über Zuganker oder T-förmige Haken mit der Betätigungsvorrichtung gekoppelt. Hierdurch wird eine definierte Axialbewegung der Vorderkante des Verstellelements sichergestellt.The adjusting element according to the invention is preferably connected at its downstream region via an elastic flange construction with the supporting structure of the core engine cowling or the core engine housing. This can be realized by a screw connection. The upstream region, in particular the rigid ring element, are preferably coupled to the actuator, for example via tie rods or T-shaped hooks. As a result, a defined axial movement of the front edge of the adjusting element is ensured.

Da erfindungsgemäß die Wärmeisolierung durch die innere Tragstruktur oder das Gehäuse des Kerntriebwerks bereitgestellt wird, kann das erfindungsgemäße Verstellelement der erfindungsgemäßen variablen Nebenstromdüse aus kostengünstigem und leichtgewichtigem Material hergestellt werden. Weiterhin ist es möglich, das Verstellelement so zu dimensionieren und anzuordnen, dass es Montagebereiche, insbesondere verstellbare Spalte oder Ähnliches der inneren Tragstruktur des Nebenstromkanals abdeckt, so dass diese keine negative Beeinflussung der Durchströmung des Nebenstromkanals hervorrufen können.Since, according to the invention, the heat insulation is provided by the inner support structure or the housing of the core engine, the adjustment element according to the invention of the variable bypass nozzle according to the invention can be made of cost-effective and lightweight material. Furthermore, it is possible to dimension and arrange the adjusting element so that it covers mounting areas, in particular adjustable gaps or the like of the inner support structure of the bypass channel, so that they can cause no negative influence on the flow through the bypass channel.

Erfindungsgemäß ergibt sich somit eine kostengünstige und leicht gewichtige Gesamtkonstruktion, welche in ein Turbinengehäuse-Kühlsystem integriert werden kann. Es ergeben sich Möglichkeiten einer guten Geräuschdämpfung. Die glatten Ringlinien am Anströmbereich sowie am Abströmbereich des Verstellelementes führen auch bei einem reduzierten Querschnitt der Nebenstromdüse zu guten Strömungseigenschaften. Ein weiterer, wesentlicher Vorteil liegt darin, dass die erfindungsgemäße Konstruktion einfach herstellbar und montierbar sowie einfach zu warten ist. Dies insbesondere im Hinblick darauf, dass das Verstellelement aus einem metallischen Material gefertigt werden kann, welches hinsichtlich seiner Alterung elastischen Materialien überlegen ist.According to the invention thus results in a cost-effective and slightly weighted overall construction, which can be integrated into a turbine housing cooling system. There are possibilities for good noise attenuation. The smooth ring lines at the inflow and outflow of the adjustment lead even with a reduced cross-section of the bypass nozzle to good flow properties. Another significant advantage is that the construction of the invention is easy to manufacture and assemble and easy to maintain. This in particular in view of the fact that the adjusting element can be made of a metallic material, which is superior to elastic materials in terms of its aging.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:In the following the invention will be described by means of an embodiment in conjunction with the drawing. Showing:

1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung, 1 a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention,

2 eine vereinfachte Ansicht, ähnlich 1, mit Darstellung der Nebenstromdüse und des erfindungsgemäßen Verstellelements, 2 a simplified view, similar 1 , with representation of the bypass nozzle and the adjusting element according to the invention,

3 eine vergrößerte Darstellung des in 2 gezeigten Details im Normalzustand, 3 an enlarged view of the in 2 shown details in the normal state,

4 eine Ansicht, analog 3, im Zustand eines verringerten Düsenquerschnitts, 4 a view, analog 3 in the condition of a reduced nozzle cross section,

5 eine perspektivische Teil-Ansicht des erfindungsgemäßen Verstellelements, 5 a perspective partial view of the adjusting element according to the invention,

6 eine vereinfachte Darstellung der Verformung des erfindungsgemäßen Verstellelements, 6 a simplified representation of the deformation of the adjusting element according to the invention,

7 eine Darstellung des Anströmbereichs des erfindungsgemäßen Verstellelements, und 7 a representation of the inflow region of the adjusting element according to the invention, and

8 eine vergrößerte Darstellung des Abströmbereichs des erfindungsgemäßen Verstellelements. 8th an enlarged view of the outflow region of the adjusting element according to the invention.

Das Gasturbinentriebwerk 10 gemäß 1 ist ein Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Aus dem Folgenden wird jedoch klar, dass die Erfindung auch bei anderen Turbomaschinen verwendet werden kann. Das Triebwerk 10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 11, einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 12, einen Zwischendruckkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, Brennkammern 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Zwischendruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 18 sowie eine Abgasdüse 19, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse 1 angeordnet sind.The gas turbine engine 10 according to 1 is an example of a turbomachine to which the invention may find application. However, it will be understood from the following that the invention can be used with other turbomachinery as well. The engine 10 is formed in a conventional manner and comprises one air inlet in succession in the flow direction 11 , a circulating in a housing fan 12 , an intermediate pressure compressor 13 , a high pressure compressor 14 , Combustion chambers 15 , a high-pressure turbine 16 , an intermediate-pressure turbine 17 and a low-pressure turbine 18 and an exhaust nozzle 19 all around a central engine axis 1 are arranged.

Der Zwischendruckkompressor 13 und der Hochdruckkompressor 14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 20 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Triebwerksgehäuse 21 in einen ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 13, 14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 22 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 26 vorstehen, die mit Naben 27 der Hochdruckturbine 16 bzw. der Zwischendruckturbine 17 gekoppelt sind.The intermediate pressure compressor 13 and the high pressure compressor 14 each comprise a plurality of stages, each of which comprises a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 20 commonly referred to as stator blades and radially inward of the engine casing 21 in an annular flow channel through the compressors 13 . 14 protrude. The compressors further include an array of compressor blades 22 on, which is radially outward from a rotatable drum or disc 26 project with hubs 27 the high-pressure turbine 16 or the intermediate-pressure turbine 17 are coupled.

Die Turbinenabschnitte 16, 17, 18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 23, die radial nach innen vom Gehäuse 21 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 16, 17, 18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenschaufeln 24, die nach außen von einer drehbaren Nabe 27 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 26 und die darauf angeordneten Schaufeln 22, sowie die Turbinenrotornabe 27 und die darauf angeordneten Turbinenlaufschaufeln 24, drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse 1. Das Bezugszeichen 28 zeigt einen Auslasskonus.The turbine sections 16 . 17 . 18 have similar steps, comprising an array of fixed vanes 23 extending radially inward from the housing 21 into the annular flow channel through the turbines 16 . 17 . 18 project, and a subsequent arrangement of turbine blades 24 facing outward from a rotatable hub 27 protrude. The compressor drum or compressor disk 26 and the blades arranged thereon 22 , as well as the turbine rotor hub 27 and the turbine blades disposed thereon 24 , rotate around the engine axis during operation 1 , The reference number 28 shows an outlet cone.

Die 1 und 2 zeigen weiterhin einen Nebenstromkanal 29, der radial außen durch eine Nebenstromwandung 30, insbesondere einer Triebwerksverkleidung (nacelle) begrenzt wird. Die innere Begrenzung erfolgt durch eine innere Wandung 31. Die Wandungen 30 und 31 bilden eine Nebenstromdüse 32 aus.The 1 and 2 continue to show a bypass channel 29 which is radially outward through a bypass wall 30 , in particular an engine cowling (nacelle) is limited. The inner boundary is made by an inner wall 31 , The walls 30 and 31 form a Nebenstromdüse 32 out.

Die 3 und 4 zeigen im Einzelnen die erfindungsgemäße Ausgestaltung der variablen Nebenstromdüse und zeigen dabei insbesondere ein Verstellelement 33, welches ringförmig und zylinderartig ausgebildet ist (siehe auch 5). Das Verstellelement 33 umfasst eine metallische äußere Wandung, an deren radialer Innenseite ein Schalldämpfungselement 33 angeordnet ist. Dieses kann als separates Teil oder in Form einer Beschichtung oder Laminierung aufgebracht sein.The 3 and 4 show in detail the inventive design of the variable bypass nozzle and show in particular an adjustment 33 , which is ring-shaped and cylinder-like (see also 5 ). The adjusting element 33 comprises a metallic outer wall, at its radial inner side a sound damping element 33 is arranged. This may be applied as a separate part or in the form of a coating or lamination.

Mittels einer Betätigungsvorrichtung 34, welche beispielsweise als hydraulische Kolben-Zylinder-Einheit ausgebildet ist und einen Zuganker 39 umfasst, kann ein Ringelement 38, mit welchem der jeweilige Zuganker 39 verbunden ist, beispielsweise über einen T-förmigen Haken, in Axialrichtung verschoben werden, so wie dies der Vergleich der 3 und 4 zeigt. Das Ringelement 38 ist einstückig mit dem Verstellelement 33 ausgebildet, siehe beispielsweise auch 7.By means of an actuator 34 , which is designed for example as a hydraulic piston-cylinder unit and a tie rod 39 includes, a ring element 38 , with which the respective tie rod 39 is connected, for example, via a T-shaped hook, to be moved in the axial direction, as compared to the 3 and 4 shows. The ring element 38 is integral with the adjustment 33 trained, see for example also 7 ,

Der abströmseitige Bereich ist über einen im Querschnitt C-formigen Haltering 40 gelagert, welcher einstückig oder in Form von einzelnen Ringelementen ausgebildet sein kann und elastisch verformbar ist, um eine elastische Verformung des Verstellelements 33 selbst zu ermöglichen.The downstream area is over a cross-sectionally C-shaped retaining ring 40 mounted, which may be formed in one piece or in the form of individual ring elements and is elastically deformable, to an elastic deformation of the adjusting element 33 to enable yourself.

Der Vergleich der 3 und 4 zeigt, dass ein Nebenstromdüsen-Querschnittsbereich 41 durch ein Aufwölben des Verstellelements 33 veränderbar ist. Die den Nebenstromkanal 29 durchströmende Nebenstromkanalströmung 42 ist in den 3 und 4 dargestellt. Die 3 zeigt einen ”Normalzustand”, bei welchem der minimal in der Nebenstromdüse vorgesehene Querschnittsbereich 41 in üblicher Weise dimensioniert ist. Durch eine Verschiebung des Ringelements 38 in Axialrichtung durch Betätigung der Betätigungsvorrichtung 34 (4) ergibt sich eine Verringerung des Querschnittsbereichs 41. Dieser Vorgang ist verdeutlicht in 6 nochmals dargestellt, dabei ergibt sich insbesondere die ballonartige Aufwölbung des Verstellelements 33.The comparison of 3 and 4 shows that a side stream nozzle cross-sectional area 41 by a bulging of the adjusting element 33 is changeable. The the bypass channel 29 flowing bypass duct flow 42 is in the 3 and 4 shown. The 3 shows a "normal state" in which the minimally provided in the Nebenstromdüse cross-sectional area 41 dimensioned in the usual way. By a displacement of the ring element 38 in the axial direction by actuation of the actuator 34 ( 4 ) results in a reduction of the cross-sectional area 41 , This process is illustrated in 6 shown again, this results in particular the balloon-like bulge of the adjustment 33 ,

Die 7 zeigt den Einströmbereich der erfindungsgemäßen variablen Nebenstromdüse. Babel ist insbesondere das Ringelement 38 gezeigt. Es ergibt sich, dass zwischen dem Ringelement 38 radial innenliegend eine Lufteinlassöffnung (Luftspalt) 35 ausgebildet ist, durch welche eine Luftströmung 43 in einen innenliegenden Ringraum 36, welcher durch das Verstellelement 33 gebildet wird, einströmen kann, um den oben beschriebenen ”Balloneffekt” zu bewirken. Durch eine Axialverschiebung des Ringelements 38 ergibt sich eine anfängliche Wölbung, welche nachfolgend durch den ”Balloneffekt” verstärkt wird. Die in dem innenliegenden Ringraum 36 angesammelte Luft führt zu einer positiven Druckdifferenz relativ zu der Nebenstromkanalströmung 42 und verstärkt somit die Verformung des Verstellelements.The 7 shows the inflow region of the variable bypass nozzle according to the invention. Babel is in particular the ring element 38 shown. It turns out that between the ring element 38 radially inward an air inlet opening (air gap) 35 is formed, through which an air flow 43 in an inner annulus 36 , which by the adjusting element 33 is formed, can flow to effect the "balloon effect" described above. By an axial displacement of the ring element 38 This results in an initial curvature, which is subsequently reinforced by the "balloon effect". The in the inner annulus 36 accumulated air leads to a positive pressure difference relative to the bypass duct flow 42 and thus enhances the deformation of the adjusting element.

Das Ringelement 38 weist eine hohe Stabilität auf, insbesondere gegen eine Verdrehung in Umfangsrichtung, gestattet jedoch die Wölbung des Verstellelements 33. Die Anströmung des Ringelements 38 ist günstig ausgebildet, es ergeben sich keine Rückströmungen oder Vortex-Effekte an der Anströmkante des Ringelements 38. The ring element 38 has a high stability, in particular against rotation in the circumferential direction, but allows the curvature of the adjustment 33 , The flow of the ring element 38 is formed low, there are no backflow or vortex effects at the leading edge of the ring member 38 ,

Die 8 zeigt den stromab angeordneten Bereich des Verstellelements 33, insbesondere den im Querschnitt C-förmigen elastischen Haltering 40. Das Bezugszeichen 44 zeigt eine Luftströmung, welche durch einen rückseitigen Spalt in die Nebenstromkanalströmung 42 ausströmen kann.The 8th shows the downstream region of the adjusting element 33 , in particular the cross-sectionally C-shaped elastic retaining ring 40 , The reference number 44 shows an air flow passing through a back gap in the bypass flow 42 can flow out.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
TriebwerksachseEngine axis
1010
Gasturbinentriebwerk/KerntriebwerkGas turbine engine / core engine
1111
Lufteinlassair intake
1212
im Gehäuse umlaufender Fanin the housing revolving fan
1313
ZwischendruckkompressorIntermediate pressure compressor
1414
HochdruckkompressorHigh pressure compressor
1515
Brennkammerncombustors
1616
HochdruckturbineHigh-pressure turbine
1717
ZwischendruckturbineIntermediate pressure turbine
1818
NiederdruckturbineLow-pressure turbine
1919
Abgasdüseexhaust nozzle
2020
Leitschaufelnvanes
2121
TriebwerksgehäuseEngine casing
2222
KompressorlaufschaufelnCompressor blades
2323
Leitschaufelnvanes
2424
Turbinenschaufelnturbine blades
2626
Kompressortrommel oder -scheibeCompressor drum or disc
2727
TurbinenrotornabeTurbinenrotornabe
2828
Auslasskonusoutlet cone
2929
NebenstromkanalBypass duct
3030
Nebenstromwandung (nacelle)Secondary flow wall (nacelle)
3131
Innere WandungInner wall
3232
NebenstromdüseNebenstromdüse
3333
Verstellelementadjustment
3434
Betätigungsvorrichtungactuator
3535
Lufteinlassöffnung (Luftspalt)Air inlet opening (air gap)
3636
Innenliegender RingraumInner ring space
3737
SchalldämpfungselementSound damping element
3838
Ringelementring element
3939
Zugankertie rods
4040
Halteringretaining ring
4141
QuerschnittsbereichCross-sectional area
4242
NebenstromkanalströmungBypass duct flow
4343
Luftströmungairflow
4444
Luftströmungairflow

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

  • US 2008/0166227 A1 [0004] US 2008/0166227 A1 [0004]

Claims (8)

Fluggasturbine mit einem Kerntriebwerk (10), welches von einem Nebenstromkanal (29) umgeben ist, welcher radial außen durch eine Nebenstromwandung (30) umschlossen ist, wobei eine radial innere Wandung (31) des Nebenstromkanals (29) mit der radial äußeren Nebenstromwandung (30) eine Nebenstromdüse (32) bildet, wobei die radial innere Wand (31) ein sich um den Umfang der inneren Wandung (31) erstreckendes Verstellelement (33) umfasst, welches radial nach außen verformbar ist.Aircraft gas turbine with a core engine ( 10 ), which by a bypass channel ( 29 ), which radially outwardly by a Nebenstromwandung ( 30 ) is enclosed, wherein a radially inner wall ( 31 ) of the bypass channel ( 29 ) with the radially outer side wall ( 30 ) a bypass nozzle ( 32 ), wherein the radially inner wall ( 31 ) around the circumference of the inner wall ( 31 ) extending adjusting element ( 33 ), which is radially outwardly deformable. Fluggasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstellelement (33) elastisch ausgebildet ist.Aircraft gas turbine according to claim 1, characterized in that the adjusting element ( 33 ) is elastic. Fluggasturbine nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstellelement (33) an seinem stromauf angeordneten Bereich in Axialrichtung verschiebbar ist.Aircraft gas turbine according to claim 1 or 2, characterized in that the adjusting element ( 33 ) is displaceable in the axial direction at its upstream region. Fluggasturbine nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstellelement (33) an seinem stromauf angeordneten Bereich mittels einer Betätigungsvorrichtung (34) verschiebbar ist.Aircraft gas turbine according to claim 3, characterized in that the adjusting element ( 33 ) at its upstream region by means of an actuator ( 34 ) is displaceable. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstellelement (33) an seinem stromauf angeordneten Bereich mit zumindest einer Lufteinlassöffnung (35) versehen ist, durch welche Luft aus dem Nebenstromkanal (29) in einen innen liegenden Ringraum (36) des Verstellelements (33) einleitbar ist.Aircraft gas turbine according to one of claims 1 to 4, characterized in that the adjusting element ( 33 ) at its upstream region with at least one air inlet opening ( 35 ), through which air from the bypass channel ( 29 ) in an inner annulus ( 36 ) of the adjusting element ( 33 ) can be introduced. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstellelement (33) an seiner dem Nebenstromkanal (29) zugewandten Seite und/oder an seiner dem Ringraum (36) zugewandten Seite mit einem Schalldämpfungselement (37) versehen ist.Aircraft gas turbine according to one of claims 1 to 5, characterized in that the adjusting element ( 33 ) at its the bypass channel ( 29 ) facing side and / or at its the annulus ( 36 ) facing side with a sound attenuation element ( 37 ) is provided. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstellelement (33) als separates Bauteil auf der radialen Außenseite der inneren Wandung (31) des Nebenstromkanals (29) angeordnet ist.Aircraft gas turbine according to one of claims 1 to 6, characterized in that the adjusting element ( 33 ) as a separate component on the radial outer side of the inner wall ( 31 ) of the bypass channel ( 29 ) is arranged. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstellelement (33) auf seinem stromauf angeordneten Endbereich ein starres Ringelement (38) umfasst, welches mit der Betätigungsvorrichtung (34) gekoppelt ist, bevorzugt mittels zumindest eines Zugankers (39), und welches in Axialrichtung verschiebbar ist.Aircraft gas turbine according to one of claims 4 to 7, characterized in that the adjusting element ( 33 ) on its upstream end region a rigid ring element ( 38 ), which is connected to the actuating device ( 34 ), preferably by means of at least one tie rod ( 39 ), and which is displaceable in the axial direction.
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